Выстреливаемая из пусковой трубы ракета

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в ракетной технике. Задачей, решаемой данным изобретением, является обеспечение работоспособности ракеты при полете в плотных слоях атмосферы на сверхвысоких скоростях полета и высоких силовых нагрузках, а также уменьшение пассивной массы ракеты. Предложена выстреливаемая из пусковой трубы ракета, содержащая установленное на задней части корпуса стабилизирующее устройство в виде корпуса с шарнирно закрепленными на нем лопастями оперения, каждая из которых состоит из пружинной пластины и жесткого основания с зубом, закрепленный на внутренней поверхности корпуса пластинчатый пружинный стопор. Стопор выполнен в виде отдельных, последовательно расположенных защелок, зафиксированных относительно зуба штифтами, каждый из которых снабжен резьбовой цапфой и гайкой на одном конце и шляпкой на другом, при этом наружная поверхность корпуса снабжена регулируемыми по высоте выступами, расположенными под лопастями в их сложенном положении, пластины лопастей в поперечном сечении выполнены клиновидными с утонением в сторону концевой хорды, которая выполнена с утолщением, причем передняя и задняя кромки оснований выполнены с двухсторонним обнижением, эквидистантным их боковым поверхностям, на которые напрессован композиционный материал с низкой теплопроводностью, а пластины лопастей по передним кромкам покрыты слоем тугоплавкого металла. В качестве композиционного материала используют стекловолокнит со связующим на основе эпоксидных смол. В качестве тугоплавкого металла используют хром. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в ракетной технике.

Широко применяются ракеты со стабилизатором в виде пружинных лопастей, упругодеформированных в пусковой трубе и раскрываемых после выхода из трубы за счет энергии деформации лопастей.

Известна ракета [Патент РФ на изобретение №2103651, МПК F42B 10/14, 10/06 от 23.02.1995], выбранная в качестве прототипа, содержащая установленное на задней части двигателя стабилизирующее устройство в виде корпуса, к которому шарнирно закреплены раскрывающиеся после выхода из пусковой трубы лопасти. Корпус снабжен упорами, ограничивающими поворот лопастей при раскрытии. Каждая лопасть содержит жесткое основание и пружинную пластину, упруго деформируемую стенкой пусковой трубы при установке в нее ракеты. Оси шарниров снабжены эксцентриками, обеспечивающими нивелировку углового положения лопастей относительно продольной оси ракеты. Каждое основание лопасти снабжено зубом, а на корпусе зубу соответствует стопор, выполненный в виде пластинчатой пружины, установленной с упором в зуб.

Изобретение позволяет упростить конструкцию стабилизирующего устройства за счет использования для раскрытия лопастей стабилизатора энергии, запасенной деформированной пластиной при ее взаимодействии с пусковой трубой, кроме того, нивелировкой углов установки лопастей расширяются поля допусков на изготовление узлов и деталей.

Недостатком устройства является то, что на сверхвысоких скоростях полета в плотных слоях атмосферы конструкция подвержена интенсивному кинетическому нагреву от действия набегающего потока воздуха, интенсивность которого пропорциональна квадрату скорости ракеты. Особенно интенсивно нагреваются выступающие элементы оперения. Пружинные стали не обладают достаточной жаропрочностью и в полете на сверхвысокой скорости в плотных слоях атмосферы передние кромки оперения оплавляются, взаимодействие жидкого металла с кислородом воздуха приводит к возгоранию металла и происходит катастрофическое разрушение. При установке стопора с упором в зуб существует погрешность установки в виде перекоса контактных поверхностей относительно друг друга. Место контакта образует пятно на одном из краев поверхностей и образуется зазор в форме клина, при нивелировке он увеличивается. На месте контакта на краю зуба концентрируется силовая нагрузка, если напряжение в нем превысит допустимое, произойдет косой срез (по принципу ножниц) зуба. По этим причинам устройство неработоспособно на сверхвысоких скоростях полета в условиях кинетического нагрева и высоких силовых нагрузок.

Задачей, решаемой данным предлагаемым изобретением, является обеспечение работоспособности ракеты при полете в плотных слоях атмосферы на сверхвысоких скоростях полета и высоких силовых нагрузках, а также уменьшение пассивной массы ракеты.

Поставленная задача решается тем, что в известной выстреливаемой из пусковой трубы ракете, содержащей на задней части корпуса стабилизирующее устройство в виде корпуса с шарнирно закрепленными на нем лопастями оперения, каждая из которых состоит из пружинной пластины и жесткого основания с зубом, пластинчатый пружинный стопор, закрепленный на внутренней поверхности корпуса винтом, и устройство нивелирования углового положения лопастей, новым является то, что каждый стопор выполнен в виде отдельных, последовательно расположенных защелок, зафиксированных относительно зуба штифтами, каждый из которых снабжен резьбовой цапфой и гайкой на одном конце и шляпкой на другом, причем наружная поверхность корпуса снабжена регулируемыми по высоте выступами, расположенными под лопастями в их сложенном положении, причем пластины лопастей в поперечном сечении выполнены клиновидными с утонением в сторону концевой хорды, которая выполнена с утолщением, при этом передняя и задняя кромки оснований выполнены с двухсторонним обнижением, эквидистантным их боковым поверхностям, на которые напрессован композиционный материал с низкой теплопроводностью, а пластины лопастей по передним кромкам покрыты слоем тугоплавкого металла.

В частном случае в качестве композиционного материала используют стекловолокнит со связующим на основе эпоксидных смол, а в качестве тугоплавкого металла - хром.

Сущность данного предлагаемого изобретения заключается в том, что обеспечивается теплоизоляция наиболее подверженных действию набегающего потока воздуха элементов ракеты за счет уноса с их поверхности разогретых слоев теплоизоляции, а также изоляция металлических поверхностей от окисляющего действия потока воздуха и более равномерное распределение силовой нагрузки на элементы конструкции.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 - фиг. 5 изображена ракета в полете.

Выстреливаемая из пусковой трубы ракета (фиг. 1) содержит ракету с двигателем 1, корпус стабилизирующего устройства 2, пружинные пластины лопастей 3, основания лопастей 4. Перед стартом (фиг. 2) ракета находится в трубе 5 с лопастями в упругодеформированном состоянии 6, лопасти упираются в выступы корпуса 7, которые регулируются по высоте подкладной шайбой 8 и стопорятся гайкой 9 (фиг. 3). В раскрытом положении лопасти вращаются относительно оси шарнира 10 до упора в винты 11 и стопорятся посредством зубьев 12 на основаниях лопастей и защелок 13. Защелки зафиксированы на корпусе стабилизирующего устройства относительно зуба штифтами 14 с резьбовой цапфой 15, гайкой 16 и шляпкой 17. Пластины лопастей в поперечном сечении выполнены клиновидными 18 с утонением в сторону концевой хорды 19, которая выполнена с утолщением 20. Стопор выполнен в виде отдельных, последовательно расположенных защелок (фиг. 4). Передняя и задняя кромки основания лопастей (фиг. 5) выполнены с двухсторонними обнижениями 21, с напрессованным композиционным материалом 22. Передние кромки пластин лопастей покрыты слоем тугоплавкого металла 23.

Работа устройства осуществляется следующим образом: выполнение стопора в виде нескольких защелок, каждая из которых может быть установлена с упором в зуб индивидуально, увеличивает количество пятен контакта, что рассредотачивает нагрузку на зуб, а фиксация защелок штифтами исключает их перемещение относительно корпуса стабилизирующего устройства и зуба основания лопасти при силовых нагрузках. Выполнение штифта со шляпкой, резьбовой цапфой и гайкой предотвращает его выворачивание из тонкостенных деталей при знакопеременных боковых нагрузках. При этом штифт может быть установлен в сопрягаемые детали без зазора за счет совместной их обработки и запрессовки его резьбовой цапфой и гайкой. Выступы на корпусе обеспечивают увеличение стрелы прогиба пластины при складывании, что повышает энергию деформации, регулировка выступов по высоте за счет подкладных шайб устраняет скручивание пластины при необходимости расположения осей шарниров под углом относительно оси ракеты, это обеспечивает распределение уровня напряжений в пластинах. Тонкий слой тугоплавкого металла на кромке пластины не влияет на ее упругие свойства. Выполнение поперечного сечения пластины клиновидным также способствует равномерному распределению уровня напряжений и снижает общую массу. Утолщение пластины по концевой хорде контактирует со стенкой трубы и предотвращает ее повреждение при движении ракеты по трубе, что важно для стеклопластиковых труб. Наличие утолщения на концевой хорде смещает центр масс лопасти, что способствует уменьшению времени раскрытия. При воздействии высокоскоростного набегающего потока на переднюю кромку основания лопасти вследствие низкой теплопроводности композиционного материала происходит интенсивный разогрев внешних слоев композиционного материала. Эпоксидная составляющая коксуется, образуется рыхлый углеродистый слой из разогретых до высокой температуры частиц, которые уносятся потоком воздуха, а стекловолокнит способствует обеспечению механической прочности кромки. Опрессовка передней и задней кромок основания уменьшает его массу и позволяет применить в качестве материала лопасти высокопрочный алюминиевый сплав, что также существенно уменьшает массу. Выполнение стопора в виде нескольких защелок увеличивает число пятен контакта, что распределяет силовую нагрузку на зуб и позволяет выполнить его из алюминиевого сплава. Снижение массы стабилизирующего устройства смещает центр массы ракеты вперед, что в свою очередь уменьшает потребную площадь оперения стабилизатора.

Таким образом, предлагаемое к рассмотрению устройство обеспечивает защиту лопастей, обеспечивая высокоскоростной полет при уменьшении пассивной массы ракеты.

1. Выстреливаемая из пусковой трубы ракета, содержащая установленное на задней части корпуса стабилизирующее устройство в виде корпуса с шарнирно закрепленными на нем лопастями оперения, каждая из которых состоит из пружинной пластины и жесткого основания с зубом, закрепленный на внутренней поверхности корпуса пластинчатый пружинный стопор, отличающаяся тем, что каждый стопор выполнен в виде отдельных последовательно расположенных защелок, зафиксированных относительно зуба штифтами, каждый из которых снабжен резьбовой цапфой и гайкой на одном конце и шляпкой на другом, при этом наружная поверхность корпуса снабжена регулируемыми по высоте выступами, расположенными под лопастями в их сложенном положении, пластины лопастей в поперечном сечении выполнены клиновидными с утонением в сторону концевой хорды, которая выполнена с утолщением, причем передняя и задняя кромки оснований выполнены с двухсторонним обнижением, эквидистантным их боковым поверхностям, на которые напрессован композиционный материал с низкой теплопроводностью, а пластины лопастей по передним кромкам покрыты слоем тугоплавкого металла.

2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве композиционного материала используют стекловолокнит со связующим на основе эпоксидных смол.

3. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве тугоплавкого металла используют хром.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты руля и механизма раскрытия руля с приводом.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в центроплане и регулируемый по длине шток, установленный в корневой панели для взаимодействия с концевой панелью.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Устройство фиксации в сложенном положении консолей крыла беспилотного летательного аппарата содержит корпус, в котором в деформированном состоянии установлена пружина сжатия, ось которой параллельна срединной плоскости консоли крыла, фиксирующий узел, контактирующий с пружиной и установленный с возможностью перемещения вдоль оси в сложенном положении консолей крыла.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складных аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, поршня.

Беспилотный летательный аппарат содержит продольный корпус, снабженный X-образными аэродинамическими поверхностями, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью относительно оси, расположенной вдоль корпуса на неподвижной, корневой части аэродинамической поверхности на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии беспилотного летательного аппарата, приводы поворотных частей аэродинамических поверхностей, узлы подвески под самолет-носитель, расположенные в верхней части корпуса, и систему управления.

Изобретение относится к вращающимся реактивным снарядам систем залпового огня. .

Изобретение относится к устройствам фиксации, в частности к устройствам фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательных аппаратов в сложенном положении.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам систем залпового огня. .

Изобретение относится к области вооружения, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей – контейнера, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к неуправляемым реактивным снарядам. Реактивный снаряд содержит боевую часть (БЧ) с взрывательным устройством, установленный концентрично переходному участку аэродинамический обтекатель с упругим компенсатором зазоров, ракетный двигатель (РД) с дном, камерой и выходным раструбом, выполненный из двух одинаковых полуколец аэродинамический стабилизатор с раскрывающимися лопастями и пружинами раскрытия.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам и устройствам стабилизации ракеты при подводном старте с движущегося носителя. Стабилизация движения ракеты при подводном старте сводится к обеспечению работы механизмов устройства стабилизации и последовательным командам системы управления.

Изобретение относится к области стабилизации боеприпасов, а именно к вращающемуся стабилизатору управляемой ракеты. Включает корпус с установленными на нем складывающимися лопастями и блокирующее устройство.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку.

Изобретение относится к ракетной технике. Раскрываемый руль содержит складываемую часть руля (1) и корневую часть (2), закрепленную в приводе (3) управления рулем и установленную в корпусе с возможностью поворота, и привод (5) раскрытия руля со штоком (6) для его продольного перемещения.

Изобретение относится к области авиастроения и касается складываемых аэродинамических поверхностей из композиционных материалов (КМ). Консоль складной аэродинамической поверхности из полимерного КМ, выполненная из углепластика или стеклопластика и по интегральной схеме, состоит из металлического кронштейна и композиционной коробчатой многостеночной конструкции.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в рулях направления управляемых ракет. Аэродинамический руль ракеты содержит аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем (ПУР) с возможностью вращения и механизмом стопорения, штоком поршня и фиксатором с возможностью продольного перемещения.

Изобретение относится к области артиллерийской техники, в частности к артиллерийским снарядам и минометным выстрелам. Минометный выстрел содержит мину с шарнирно закрепленными на ее корпусе с возможностью разворота аэродинамическими поверхностями.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое, шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия консолей крыла, выполненный в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев (пластин), установленных на одном из рычагов механизма раскрытия. Технический результат заключается в обеспечении более простой конструкции при изготовлении механизма, отсутствии его настройки и, как следствие, в исключении возможных ошибок при сборке, а также в снижении массы ракеты за счет уменьшения количества деталей. 6 ил.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в ракетной технике. Задачей, решаемой данным изобретением, является обеспечение работоспособности ракеты при полете в плотных слоях атмосферы на сверхвысоких скоростях полета и высоких силовых нагрузках, а также уменьшение пассивной массы ракеты. Предложена выстреливаемая из пусковой трубы ракета, содержащая установленное на задней части корпуса стабилизирующее устройство в виде корпуса с шарнирно закрепленными на нем лопастями оперения, каждая из которых состоит из пружинной пластины и жесткого основания с зубом, закрепленный на внутренней поверхности корпуса пластинчатый пружинный стопор. Стопор выполнен в виде отдельных, последовательно расположенных защелок, зафиксированных относительно зуба штифтами, каждый из которых снабжен резьбовой цапфой и гайкой на одном конце и шляпкой на другом, при этом наружная поверхность корпуса снабжена регулируемыми по высоте выступами, расположенными под лопастями в их сложенном положении, пластины лопастей в поперечном сечении выполнены клиновидными с утонением в сторону концевой хорды, которая выполнена с утолщением, причем передняя и задняя кромки оснований выполнены с двухсторонним обнижением, эквидистантным их боковым поверхностям, на которые напрессован композиционный материал с низкой теплопроводностью, а пластины лопастей по передним кромкам покрыты слоем тугоплавкого металла. В качестве композиционного материала используют стекловолокнит со связующим на основе эпоксидных смол. В качестве тугоплавкого металла используют хром. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх